本申请是申请日为2012年12月18日、发明名称为“阻力中性交通工具窗”且申请号为201280063882.5的中国发明专利申请的分案申请。
本发明涉及加压交通工具窗。具体来说，本发明涉及一种阻力中性机窗和其构造。
背景技术：
机窗的传统制造产生尺寸小的窗。这有几个原因，其中一些原因来自于从一个第一架商用喷气式客机dehavillanddh106comet学习的经验。
如本领域技术人员所熟悉的，dehavillanddh106comet在1949年第一次飞行并且配有大窗。
然而，在推出后的几年，comet机体开始出现灾难性的金属疲劳，这是由于：(1)循环客舱增压，以及(2)喷气式客机展示的大窗的尺寸、放置和构造。由于金属疲劳，据报道两架comet喷气式客机在飞行中解体。
从这个经验吸取的教训引起商用喷气式客机窗的设计、安装和尺寸的变化。由于comet和后来的研究经验，重新设计喷气式客机窗的许多工程选择导致公众今天所熟悉的窗设计。
如本领域技术人员应显而易见的，喷气式飞机的标准构造在飞机的每一侧，大约在飞机座位的每一排的位置提供窗。
为了使压力变化不对窗或外模线部分(也被称为安装窗的机身或结构外表面)施加过大的应力，窗被按常规设计成尺寸适中。而且，为了充分包含在飞机处于巡航高度时向窗施加的压力，机窗的设计通常很厚。
另外，窗通常由多个窗格构成，以使得如果外部窗格在飞行期间破裂，那么内部窗格将充当多余的窗格来防止飞机的内部客舱的减压。
如任何乘客应显而易见的，机窗非常小。小的尺寸至少部分地是由于对其施加的工程约束。具体来说，窗越小，窗的强度越大，因此窗抵制故障的能力越大。因此，飞机设计师纳入较小的窗以确保窗提供足够的强度来避免故障。
同使用常规的材料和施工技术的较大的窗相比，较小的窗的重量也更轻且制造成本更低。因此，较小的窗比较大的替代品更强、更轻和更便宜。至少出于这些原因，行业已趋向飞机的较小的窗。
较小的窗的一个缺点是其为飞机中的乘客提供有限的外部能见度。另外，由于其多窗格设计，机窗从飞机的内部到外部创建内窥像。尽管不以任何方式损害能见度，但是这个内窥像倾向于增强窗小而拥挤的感觉。
如本领域技术人员应显而易见的，当材料经受内部压力时，材料像气球一样膨胀。就由铝合金制成的飞机机身而言，膨胀可以忽略不计。就通常由聚合物材料制成的窗而言，膨胀明显更大。
每当飞机的外部形状改变时，形状的变化会改变飞机的空气动力特性。当在某个高度下窗的曲率发生变化时，这些变化会降低飞机的空气动力效率，从而增加阻力。
因此，现有技术包括最小化在飞机外部的窗格的曲率的任何变化的机窗设计的讨论。通过最小化窗的曲率的变化，设计师从整体上施加飞机的空气动力特性的最小的变化。
如飞机设计的本领域技术人员也应显而易见的，重量是放置在飞机上的任何设备的考虑因素。更大的重量需要飞机的更大量的燃料来从其起始点运输到其终点。因此，更大的重量转换为增加的燃料使用，并且因此降低燃料效率。
如本领域技术人员应显而易见的，飞机设计师在设计飞机时寻求平衡竞争因素，例如，抗风性(即，阻力)、重量、燃料使用、窗的尺寸等。经常，与窗的情况一样，在窗的重量与尺寸之间有相当大的取舍。一般来说，窗越大，窗的重量越大。每个窗的重量也对窗的尺寸施加限制。
如上所述，不但把窗的重量因素考虑在飞机的设计内，而且窗可能对飞机的空气动力特性的影响因素也考虑在内。
在此上下文中，美国专利申请公开号2006/0123718(下文称为'718申请)描述一种插入窗孔的窗元件。这个专利申请描述在飞行期间窗的向外弯曲(即，膨胀)是已知的现象(在'718申请的段落[0003])。'718申请也讨论在飞行期间窗的变形会增加飞机上的阻力，且因此是不利的(在'718申请的段落[0003])。
如'718申请中所述，飞机机身机体的外壳常常在机身的不同的部分中具有材料厚度(在'718申请的段落[0011])。因此，在飞机机身的所有部分中，窗元件的外部窗格并不总是与外壳完全齐平(在'718申请的段落[0011])。
'718申请也描述在飞行高度下的压差产生窗的外部窗格的弯曲或膨胀，其可能高达外列板以上4mm(在'718申请的段落[0011])。这些描述的空气动力效应导致在机体的机身周围气流的扰动，其可能大大削弱机身的外壳的空气动力性能，尤其在大量的窗元件用于机身机体的构造时(在'718申请的段落[0011])。
在识别这个问题后，'718申请为覆盖窗格10提供窗的支撑框架9(在'718申请的段落[0030])。覆盖窗格10具有大致对应于飞机机身的外壳5的材料厚度的材料厚度(在'718申请的段落[0030])。因此，覆盖窗格10与飞机机身的外壳5保持齐平(在'718申请的段落[0030])。
如从参考所理解，覆盖窗格10布置在外部窗格26前面的短距离，以使得外部窗格26甚至在最大膨胀下也不与覆盖窗格10接触(在'718专利的段落[0037])。根据参考，这确保大体上齐平，且因此从空气动力学上将窗元件1有利地整合在飞机机身的外壳5中(在'718专利的段落[0037])。
如从上述讨论应显而易见的，'718申请通过将覆盖窗格10(即，外部窗格)放置在窗上而解决窗膨胀的问题。由于不管高度如何，覆盖窗格10的内表面和外表面都保持在相同压力下，故覆盖窗格10的形状不改变。因此，不管外部窗格26的实际形状如何，覆盖窗格10都保持飞机机身的空气动力特性。
如应显而易见的，将覆盖窗格10添加到窗元件1增加了窗元件1的重量。因此，在'718申请中描述的窗元件1至少具有这个缺点。
机窗的其它设计也在本领域中已知。与'718申请一样，这些设计也依赖于最小化飞机的多窗格窗单元的外部窗格的弯曲度的构造。
例如，美国专利号4,932,608(下文称为'608专利)描述一种飞机挡风玻璃的设计，其中窗总成10包括通过气隙16彼此分开的外玻璃层12和内层14(在'608专利的第2栏第24-34行)。间隙16提供玻璃层12与层压板14之间的热障并且允许外玻璃层12承载加压飞机客舱的内部压力负荷(在'608专利的第2栏第34-38行)。
对于'608专利，窗总成包括外玻璃层层压板12和内聚碳酸酯层压板14(在'608专利的第3栏第28-35行)。内聚碳酸酯层压板14比外玻璃层压板12更柔软，且因此预期比外玻璃层压板12膨胀更多。加压的间隙16通过均衡(或接近均衡)间隙16中的压力与飞机客舱中的压力而减少内聚碳酸酯层压板14的膨胀(在'608专利的第3栏第63-67行)。在替代实施方案中，间隙16中的压力保持在比飞机客舱内的压力小约1psi的压力下，由此防止加压气体泄漏到飞机客舱中(在'608专利的第4栏第2-7行)。
如'608专利强调，由于外玻璃层压板12的坚硬(即，非膨胀)特性而保持飞机的空气动力特性。如本领域技术人员应显而易见的，合并玻璃的层压板往往是很重的，且因此增加了飞机的重量。因此，这个解决方案具有至少一个缺点，即，窗构造被预期增加飞机的重量。
美国专利号5,988,566(下文称为“'566专利”)描述一种机窗构造。在其背景部分中，'566专利描述窗组件如何不应该突出在飞机主体的外壳的外面，以避免对飞机的空气动力特征产生窗的任何不利影响(在'566专利的第1栏第21-26行)。
在常规的机窗中，例如，由'566专利所描述的机窗，坚固的外窗玻璃在正常的操作条件下承受客舱压力(在'566专利的第1栏第38-41行)。内部窗格在正常的操作条件下不承受客舱压力。代之，内部窗格被设计成只在外部窗格发生故障的情况下承受客舱压力(在'566专利的第1栏第55-57行)。为了均衡内部窗格与外部窗格之间的压力，在内部窗格中提供小孔(在'566专利的第1栏第49-53行)。
'566专利提供机窗窗格的构造，其中增压装置连接到内部窗格与外部窗格之间的空气空间以控制这个空间中的压力(在'566专利的第3栏第15-20行)。具体来说，增压装置均衡窗格之间的空间中的压力，以使得窗玻璃之间的压力等于飞机外面的压力(在'566专利的第4栏第11-16行)。因此，消除(或至少大大减少)了外部窗格上的循环压力。
美国专利号7,968,170(下文称为“'170专利”)描述一种复合窗格结构，其可以用作飞机结构的一部分，蒙皮壁板是透明的复合材料(在'170专利的第2栏第10-24行)。作为结构部件，透明面板提供显著较大尺寸的窗(在'170专利的第2栏第20-24行)。
这些窗的现有技术方法中的每个提供解决方案，由此暴露于外部环境的窗玻璃尽可能刚性以避免在飞行期间膨胀。
技术实现要素：
本专利申请的机窗意图解决相对于现有技术所述的一个或多个缺点。
具体来说，本发明的机窗寻求最小化窗膨胀对飞机的空气动力特性的影响，同时最小化重量损失。
本发明广泛地涉及一种阻力中性机窗，其中窗膨胀的现象被视作是有利的，而不是不利的。
具体来说，本发明提供一种机窗，其被允许在飞行期间膨胀，并且由于膨胀而建立飞机的阻力中性配置。换句话说，本发明的窗被设计成在飞行中膨胀，并且由于膨胀而呈现适当的形状以在巡航状态下为飞机提供适当的空气动力配置。
在一个实施方案中，本发明提供一种用于加压交通工具的窗，其包括悬挂在框架内的至少一个透明窗格。透明窗格由可变形材料制成。透明窗格在没有经受穿过其中的压差时定义第一表面位置h1且在经受穿过其中的压差时定义第二表面位置h2。参照飞机的外模线定义第一表面位置和第二表面位置。第一表面位置h1定义相对于外模线的反曲率。响应于压差δp，第二表面位置h2包括使透明窗格从第一表面位置h1膨胀预定的距离δh。框架被建构成位于交通工具内以使得透明窗格在经受压差δp时呈现表面，所述表面与交通工具的外模线大体上一致。
可以预期的是，第一表面位置h1可以处在约0.17英寸与0.06英寸(4.32mm与1.52mm)之间、约0.16英寸至0.07英寸(4.06mm至1.78mm)之间，和/或约0.15英寸至0.08英寸(3.81mm至2mm)之间。
在选定实施方案中，第一表面位置h1可以是约0.17英寸(4.32mm)、约0.16英寸(4.06mm)、约0.15英寸(3.81mm)、约0.08英寸(2mm)、约0.07英寸(1.78mm)、约0.06英寸(1.52mm)和/或约0.05英寸(1.27mm)。
可以预期的是，第二表面位置h2可以处在约0.08英寸与-0.03英寸(2mm与-0.76mm)之间、约0.07英寸至-0.02英寸(1.78mm至-0.51mm)之间，和/或约0.06英寸至-0.01英寸(1.52mm至-0.25mm)之间。
在选定实施方案中，第二表面位置h2可以是约0.06英寸(1.52mm)和/或约-0.01英寸(-0.25mm)。
第二表面配置可以是大体上阻力中性。
在一个实施方案中，至少一个透明窗格包括第一透明窗格、第二透明窗格，以及分离第一透明窗格与第二透明窗格的气隙。
也可以预期的是，窗可以包括密封件，其围绕第一窗格和第二窗格并且提供安置在第一窗格与第二窗格之间的中间部分。
另外，本发明提供一种窗，其中至少一个透明窗格具有第一透明窗格、第二透明窗格，以及第一透明窗格至第二透明窗格之间的透明固体夹层。第一透明窗格、第二透明窗格和夹层可以形成为整体结构。夹层可以是聚氨酯。
对于本发明，至少一个透明窗格可以由玻璃、透明聚合物、铸造丙烯酸材料、拉伸丙烯酸材料和/或聚碳酸酯，以及其它材料制成。
可以预期的是，窗可以包括螺栓紧固件系统，其具有安置在框架的外围周围的多个螺母和螺栓，从而至少在框架与交通工具之间提供连接性。
窗也可以包括插塞紧固件系统，其具有安置在框架的外围周围的多个夹子，从而至少在框架与至少一个透明窗格之间提供连接性。
本发明也涵盖一种飞机，其合并本文所述的窗的一个或多个实施方案。
本发明也涵盖一种用于配置飞机的窗的方法。所述方法包括确定窗玻璃的初始厚度；基于初始厚度定义在加压条件下窗玻璃的偏斜度；基于偏斜度定义在不加压条件下窗玻璃的反曲率；至少基于在不加压条件下窗玻璃的反曲率计算窗玻璃的后续厚度；以及评估初始厚度与后续厚度之间的收敛。
如果收敛不在预定值内，那么所述方法包括迭代地重复以下步骤：定义在加压条件下窗玻璃的偏斜度；基于偏斜度定义在不加压条件下窗玻璃的反曲率；以及至少基于反曲率计算窗玻璃的后续厚度。
可以预期的是，在确定窗玻璃的初始厚度时，所述方法包括考虑以下至少一个：在最终级别下的最大应力、在夹层处的最大剪应力、在至少一个紧固件周围的最大应力、在限制级别下的最大应力，以及在外部窗格破裂时的故障安全。
也可以预期的是，在确定窗玻璃的后续厚度时，所述方法包括考虑以下至少一个：在最终级别下的最大应力、在夹层处的最大剪应力、在至少一个紧固件周围的最大应力、在限制级别下的最大应力，以及在外部窗格破裂时的故障安全。
在本发明的方法中，收敛为小于约2％的值。或者，收敛为小于约1％的值。更进一步地，可以预期的是，收敛为小于约0.5％的值。
本发明也预期一种窗，其中透明窗格在没有经受穿过其中的压差时定义第一表面配置，所述第一表面配置与交通工具的外模线不一致。
本发明的更进一步的方面将从下文提供的讨论中变得显而易见。
附图说明
现在将结合附图来描述本发明，其中：
图1为根据现有技术的飞机的内部的一部分的横截面示意图，其图示在不加压条件下的窗；
图2为根据现有技术的飞机的内部的一部分的横截面示意图，其图示在加压条件下的窗；
图3为根据本发明的飞机的内部的一部分的横截面示意图，其图示在不加压条件下的窗；
图4为根据本发明的飞机的内部的一部分的横截面示意图，其图示在加压条件下的窗；
图5为根据本发明的窗的第一实施方案的横截面图；
图6为根据本发明的窗的第二实施方案的横截面图；
图7为用于将窗连接到飞机机身的紧固件系统的第一实施方案的横截面图；
图8为用于将窗连接到飞机机身的紧固件系统的第二实施方案的横截面图；
图9为用于将窗连接到飞机机身的紧固件系统的第三实施方案的横截面图；
图10为用于将窗连接到飞机机身的紧固件系统的第四实施方案的横截面图；
图11为预期用于配置飞机的窗的一个方法的图解说明；
图12提供关于拉伸丙烯酸材料的选择信息，拉伸丙烯酸材料是预期用于本发明的窗的透明窗格的一种材料；
图13为描绘可以结合本发明使用的一个方程式和选定数量的变量的插图；
图14提供本发明所预期的许多不同的窗形状的图示；
图15为对于根据现有技术的窗，在加压条件和不加压条件下平面窗的形状的图示；
图16为在加压条件和不加压条件下浅反曲率窗的形状的图示；
图17为在加压条件和不加压条件下深反曲率窗的形状的图示；以及
图18为根据本发明的飞机的侧视图的图解说明。
具体实施方式
现在将结合一个或多个预期的实施方案来描述本发明。所描述的实施方案意图对本发明进行示范，而不是用来限制本发明的范围。换句话说，尽管注意力集中在本发明的特定实施方案，但是那些实施方案不意图限制本发明。相反，下文提供的实例意图说明本发明的广泛范围。
尽管结合其在飞机机身中的使用来描述本发明的窗，但是本发明不意图只限于飞机。其它交通工具也可以受益于被采用以建构本发明的窗的工程方法。例如，阻力中性窗可以用在火车或其它高速交通工具上。
在如下本发明的讨论中，将为窗的一个或多个组件的构造列出特定材料。尽管可以讨论特定材料，但是本发明不意图限于描述的材料。相反，可以设想，在不脱离本发明的范围的情况下，窗可以由任何合适的材料(无论是现在已知或将来开发的)制成。
在讨论关于本发明的特定实施方案的细节之前，讨论本发明的窗的设计的一般方法。
如上所述，本发明的窗构造不寻求避免或最小化由于所施加至其上的压差的变化导致的窗玻璃的膨胀。代之，本发明提供一种窗，其通过提供一个或多个窗设计来充分利用窗的膨胀，所述窗设计在经受与在巡航高度下现代飞机通常飞行的高度一致的压力的变化之后，创建合适的空气动力面。在飞机增进高度时发生压力的变化，从而产生较低的外部压力，同时将客舱压力保持在一定压力下，在一个实施方案中，这个压力等于在1,828.8m(6,000英尺)的高度下的空气压力。
本发明认识到根据本发明建构的窗将提供表面，这个表面在飞机上升到巡航高度或从巡航高度下降时的时段期间在空气动力方面是不理想的。然而，假定飞机在从地面到巡航高度的过渡上花一小部分时间，本发明认识到在这些过渡时期期间空气动力效率的降低将对飞机的整体燃料效率具有最小的影响。因此，本发明允许在飞机上升到巡航高度或从巡航高度下降时的过渡时期期间空气动力学效率低下。
本发明也认识到，通过利用在某一高度下窗的弯曲度，有可能建构具有比现有技术窗更低重量的窗。具体来说，通过排除现有技术并入窗设计的结构和材料以减少窗玻璃的弯曲度，本发明使用的设计方法允许较轻重量的窗的构造。
如上所述，添加到飞机的任何重量减少(或降低)飞机的整体燃料效率。额外的重量在飞行期间产生额外的燃料消耗量。因此，通过使用本发明，有可能减少飞机的总重量并且增加飞机的燃料效率。
通过使用本发明，重量减轻可能是潜在重要的。通过组合潜在的整体飞机重量减轻的效果与在巡航状态期间阻力的增加，在起飞和着陆的过渡时期期间空气动力效率的任何减少远远抵消了整体燃料效率的增加。
如也应显而易见的，通过减少飞机的窗的重量和复杂性，有可能减少每个窗的成本。因此，有可能通过实践本发明而降低制造飞机的成本。
任何窗设计的安全考虑不但对于任何飞机的设计是重要的，而且由各类全球航空管理部门和组织颁布的法规强制执行。虽然有窗的设计参数的变化，但是本发明意图达到或超过应用于飞机构造的各类全球法规。
对窗设计产生影响的其它因素包括(但不限于)与安装在飞机上的窗相关联的声学特性和热特性。本发明的窗意图满足这些额外的要求。
在背景方面，应注意，飞机在处于某一高度时通常经受接近-50℃(-58℉)的外部温度。飞机的内部通常保持在约20℃(68℉)的温度。因此，被选择用于窗的任何材料应能够承受这个温差δt。
应理解，上述值可能不同于根据例如包括加热系统所提供的那些值。可以预期的是，例如，可以加热窗，这将改变上述温度值。具体来说，如果加热窗，那么温差可能大于不加热窗的实施方案。
增加的温差δτ将影响本发明的窗的一个或多个组件的行为特征。例如，本领域技术人员将理解，加热窗可能对飞机的阻力特性具有负面影响。具体来说，当加热制造窗所用的材料时，材料将从初始几何形状扩展或改变形状。这种扩展通常导致窗的增加的膨胀，从而进一步增加窗强加于飞机的阻力损失。
另外，应注意，一般说来，大多数商用飞机在12,800m(42,000英尺)与13,720m(45,000英尺)之间的高度下飞行。作为参考，客机通常在较低的高度下飞行，而商业飞机通常在较高的高度下飞行。
对于目前工艺水平，如上所述，一些窗被设计成在飞行期间抵抗膨胀。如结合'608和'566专利所指出，外部窗格被设计成通过保持静态外表面来抵抗弯曲或膨胀。为了实现这一目标，用于最外层的窗格的材料是硬和/或厚的。如上所述，材料的硬度和/或厚度为促成窗的总重量的因素。
尽管被设计成抵抗弯曲，但是据大家公认，现有的机窗至少表现出一些少量的膨胀。在操作条件下飞机中的窗的典型偏斜度被假定为小于0.2英寸(5mm)。偏斜度被测量为窗从飞机的外模线的位移。外模线指的是飞机机身的表面形状。
图1和图2为代表本发明解决的现有技术中存在的问题的图形示意图。图15也提供现有技术中的窗的图形分析，其与图1和图2中的图解一致。图3和图4为图示本发明提出的解决方案的图形示意图。
在图1至图4的各图中，飞机10一般以横截面被指定。如应显而易见的，只示出飞机10的飞机机身12的一部分。地面14的一部分被图示为参考。也在机身中示出窗16、18、20、22。如应显而易见的，图解是从面向正向或机尾方向的飞机10内的有利位置观察。
如应显而易见的，图1和图2意图图示现有技术。图3和图4图示构成本发明的基础的基本原理。
参照图1，其图示现有技术，飞机10的内部不加压，其为例如飞机10在地面上、在机场时的情况。在这种状态下，窗16符合飞机10的外表面12的形状。换句话说，在不加压条件下，窗16提供与飞机10的外模线的曲率一致的曲率。应注意，术语“外模线”指的是飞机10的主体(或机身)的外表面。
图2为图1中所示的飞机10的图解说明，其也图示现有技术。这里，飞机客舱加压，这意味着飞机10处于巡航状态。这个图解中的窗18由于客舱的加压而呈现向外膨胀曲率。因此，窗18从外模线12的表面向外延伸，由此对飞机10的空气动力特性产生负面影响，如上所述。
应注意，一些机窗(例如，'718申请所描述的窗)将不呈现任何向外膨胀。如上所述，'718专利所描述的窗包括覆盖窗格10，其被设计成不管飞机的飞行状态如何都保持空气动力的连续性。如上所述，覆盖窗格10不膨胀，且因此，不管客舱的加压状态如何都保持飞机的空气动力的连续性。
图3图示根据本发明的飞机，其包括本发明的窗20。在这个图解中，如在客舱不加压时(即，在飞机10在地面上时)现有技术窗16的情况下，窗20不符合外模线12的形状。代之，由于在飞机10处于巡航高度时窗将向外膨胀的这一事实，从外模线12的表面向内安置窗20。
图4图示在处于巡航高度并且客舱加压时包括本发明的窗22的飞机10。如上所述，当客舱加压时，窗22由于客舱内的压力而向外膨胀。窗22被设计成在客舱加压并且飞机10处于巡航高度时，窗至少部分地符合外模线12的形状。因此，窗22有助于在飞机10处于巡航高度时建立飞机10的空气动力学可接受的配置。
继续参照图4，应注意，当飞机10处于巡航高度时，在飞机客舱处于加压条件时，窗22不需要完全符合外模线。本发明预期窗22可以大体上或部分地符合飞机10的外模线。例如，在一个实施方案中，可以预期的是，窗22的曲率将与外模线的曲率相差10％或更少。在另一实施方案中，偏差为5％或更少。在又一实施方案中，偏差为2％或更少。在最后预期的实施方案中，偏差为1％或更少。
在本发明的上下文中，在处于加压条件时，窗22被认为与飞机10的外模线大体上一致。因此，在处于不加压条件时，窗20与飞机10的外模线不一致。如上所述，术语“大体上一致”指的是窗22密切匹配飞机10的机身12(即，飞机10的外模线)的曲率的情况。
如应显而易见的，这不同于现有技术，其中除其它外，在处于不加压条件时，窗16与飞机的外模线一致。然而，在处于加压条件时，窗18与飞机10的外模线不一致。如应显而易见的，现有技术中窗16、18的情况与对于本发明的窗20、22定义的情况相反。
参照图1至图4，应注意，窗16、18意图是由于飞机10的客舱的压力而在不同的状态下的相同的窗。类似地，窗20、22是相同的窗，其也由于客舱内的压力条件而被示出在不同的状态下。
参照图1至图4中所示的飞机10，飞机10可以是专门设计成接收本发明的窗20、22的新型飞机。但可选择地飞机10可以是已被改进以并入本发明的窗20、22的现有的飞机10。
参照图3，窗20被示出具有基本上平面形状。这一描述意图说明窗20、22从不加压状态(如图3中所示)到加压状态(如图4中所示)的变化。尽管窗20被示出具有平面形状，但是窗20不意图限于在处于不加压状态时窗20只具有平面形状的设计。相反，可以预期的是，窗可以具有相对于二维坐标系凹或凸的曲率。
例如，可以预期的是，窗20将具有与飞机10的外模线12的正曲率一致的略正曲率。当加压时，窗22将然后具有增加的曲率(与不加压状态相比)，其基本上符合飞机10的外模线12的空气动力学曲率以产生飞机10的阻力中性或基本上阻力中性表面。
类似地，可以预期的是，窗20可以具备略负曲率。在这个配置中，在客舱处于不加压条件时，窗20将向内膨胀到飞机10的客舱中。在飞机10处于巡航高度时，窗20将向外膨胀以建立飞机10的阻力中性表面。
也可以预期的是，在窗20处于不加压状态时，窗20可以包括负曲率区域、正曲率区域和没有曲率的区域的组合。这个配置被预期为比其它配置不太令人满意，因为在飞机10的客舱处于不加压状态时，变曲率可能在视觉上产生连锁反应。这种反应可能对窗20在处于不加压条件时的光学质量具有不良影响。
可以预期的是，在不脱离本发明的最广泛方面的情况下，本发明的窗20、22可以由任何材料制成或包括任何类型的构造。考虑到这一点，下文讨论本发明的特定预期的实施方案。这些预期的实施方案不意图限制本发明的范围。如上所示，这些实施方案意图说明本发明对飞机10和其它交通工具的广泛的适用性。
应注意，本发明的窗的结构元件和窗附接到飞机10的方式意图合并来自现有技术的材料和元件。具体来说，在几个实施方案中，可以预期的是，本发明的窗将依赖于用于现有的窗的零件。因此，可以预期的是，本发明的窗可以在不使用相当大的成本或更换机械设备的情况下改装到现有的飞机上。
图5为根据本发明的窗24的横截面侧视图。这个窗24的设计包括框架26、内部窗格28、外部窗格30，以及围绕窗格28、30并且位于窗格28、30与框架26之间的密封件32。通过气隙34使窗格28、30彼此分开。
在图5中所示的一个预期的实施方案中，内部窗格28包括孔29，其允许空气压力在客舱与气隙34之间平衡。因此，在这个实施方案中，只有外部窗格30承载与空气压力相关联的负荷。因此，只有外部窗格30响应于空气压力而向外膨胀。如应显而易见的，在这个实施方案中，内部窗格28没有经受压差，且因此响应于其而不膨胀。
在一个实施方案中，可以预期的是，外部窗格30将由与内部窗格28相同的材料制成。
可以预期的是，密封件32将由弹性材料(例如，橡胶)制成。框架26被预期由铝合金、金属合金或复合材料，以及其它的可能材料制成。如图所示，外部窗格30包括符合框架26的斜切的边缘36，以使得外部窗格30适应机身12的厚度。
图6为根据本发明的另一窗38的横截面侧视图。在这个实施方案中，窗38包括框架40、内部窗格42、外部窗格44和密封件46。与先前的窗24一样，框架40由铝材料制成，并且密封件46由橡胶制成。外部窗格44包括斜切的边缘48，其符合框架40以使得外部窗格44适应机身12的厚度。
在这个第二窗38中，没有气隙34。代之，内部窗格42和外部窗格44通过夹层50分离，夹层50被预期由聚氨酯材料制成(在一个实施方案中)。可以预料，夹层50将连接到内部窗格42和外部窗格44以形成层压结构。为此，窗38被称为层压窗38。对于窗38，例如，如果外部窗格44在飞行期间失效，那么内部窗格42充当多余的窗格来容纳客舱压力。
当考虑窗24、38中的任一个时，窗24、38连接到机身12的方式为在考虑窗设计和构造时的考虑因素。有与窗24、38和机身的连接相关联的两个概念。第一概念是图7中所示的螺栓概念。第二概念是图8中所示的插塞概念。
图7为根据本发明的螺栓紧固件系统52的横截面侧视图。如上所述，螺栓紧固件系统52为窗24、38可以附接到框架元件或直接附接到飞机10的机身12所使用的一个构件。
在图7中所示的实施方案中，窗格28、30连接到机身12而没有中间框架。因此，窗24的框架为紧邻窗格28、30的机身12的部分。换句话说，对于这个实施方案，机身12也充当窗24的框架。
在替代构造中，窗格28、30连接到单独的框架(例如，铝环)，这个框架又连接到机身12。其它变化也被认为属于本发明的范围。
螺栓紧固件系统52包括多个螺栓54，其延伸穿过机身12并且在飞机10的内部连接到螺母56。每个螺母56包括向密封件60提供压缩力的环形凸缘58(或垫圈)。
密封件60为在两个窗格28、30的外部边缘围绕内部窗格28和外部窗格30两者的部件。密封件包括中间部分62，其安置在窗格28、30之间并且有助于建立气隙34。如从图7中应显而易见的，所描绘的窗24为气隙式窗，如结合图5所述。
尽管结合气隙窗24图示螺栓紧固件系统52，但是也可以结合层压窗38来使用相同的紧固件系统52。如应显而易见的，当使用层压窗38时，密封件将具有不同的横截面，因为中间部分62不是必需的。
可以预期的是，密封件60将延伸到窗玻璃28、30中的孔64中。这允许密封件60吸收窗24的由于热、加压和/或作用于窗24的机械力导致的任何面内变形。如本领域技术人员应显而易见的，机械应力包括(但不限于)机身12的扭转和/或弯曲。
图8为根据本发明的插塞紧固件系统66的横截面图，其中为清楚起见去除固定夹。插塞紧固件系统66包括框架68、内部窗格70、外部窗格72和密封件74。窗24包括如先前所述的气隙76。密封件74围绕内部窗格70和外部窗格72。密封件74也包括中间部分78，其在内部窗格70与外部窗格72之间延伸以有助于建立气隙76。
框架68被预期制造为窗24的锻制元件。如前所述，框架被预期由铝或铝合金制成。作为锻制元件的框架68比例如用机器加工的框架68呈现更高的材料强度。如本领域技术人员应显而易见的，锻制框架68的生产成本也更低，因为其不需要机械加工。然而，如本领域技术人员应显而易见的，在不脱离本发明的范围的情况下，可以根据任何替代制造方法来制造框架68。
另外，可以预期的是，框架68可以由替代材料(例如，复合材料)制成。复合材料结合悬浮在基体中的纤维(织造或非织造)。典型实例为并入树脂基体的碳纤维。如本领域技术人员应显而易见的，在不脱离本发明的范围的情况下，有可以使用的许多可能的复合材料。
参照图9，其图示预期用于本发明的插塞紧固件系统80的一个实施方案，内部窗格82和外部窗格84通过夹子88附在框架86上。夹子88通过螺栓90附在框架86上。由于所描绘的窗为气隙窗24，故密封件92被成形以建立和维持窗格82、84之间的气隙94。
图10图示插塞紧固件系统96的又一实施方案，插塞紧固件系统96包括框架98，框架98具有通过气隙104分开的内部窗格100和外部窗格102。密封件106围绕窗格100、102并且包括窗格100、102之间的中间部分108。夹子110将窗格100、102固定在框架98中。夹子110包括支脚部分112和螺栓114(或其它合适的紧固件)以将窗格100、102固定在框架98中。
夹子110在正常操作条件下，例如，在客舱压力高于外部环境中的空气压力时，将窗格100、102保持在适当的位置。另外，夹子110在外部压力高于客舱压力的条件下，将窗格100、102保持在适当的位置。在飞机的快速下降期间可能发生这种情况。
当构造窗24、38的尺寸时，有构成选择各种设计参数的基础的许多一般考虑。例如，假定窗24、38在飞机10的操作期间不从机身12吸收机械应力。因此，就气隙窗24来说，允许窗格28、30在密封件32、60内移动。对于螺栓紧固件系统52，这意味着内部窗格28和外部窗格30包括允许窗格28、30相对于螺栓54移动的孔64。这也引起将密封件60以柔性套管的形式并入孔64内，如图所示。在插塞紧固件系统80中，允许窗格82、84紧靠框架86和夹子88滑动。如这种构造应显而易见的，窗格28、30能够相对于(或围绕)螺栓54移动。因此，由机身12的机械应力形成的至少一些负荷被围绕螺栓54的孔64内的密封材料60所吸收。
作为构成本发明的基础的一个设计参数的实例，假定飞机10的内部与外部之间的压差δρ是约10psi(68.95kpa)±2psi(13.79kpa)。因此，设计师选择保守地占这个值的2倍(2x)的压差(对于商用喷气式飞机)或这个值的2.5倍(2.5x)的压差(对于商业和私人飞机)。设计参数的差异是由于两种类型的飞机巡航的高度的差异，如上面所识别的。
如上所述，可以预期的是，窗18的偏斜度在不加压状态与加压状态之间小于0.2英寸(5mm)。因此，现有技术窗18的偏斜度已被评估作为构成本发明的基础的考虑的一部分。如上所述，并且如下文更详细地讨论，在窗18处于不加压状态时，窗18符合飞机10的外模线。因此，0.2英寸(5mm)的偏斜度反映了相对于飞机10的外模线的正位移。
也如上文所讨论，对于气隙窗24，外部窗格30经受由压差δρ产生的力。假定气隙34中的压力与客舱中的压力相同，但这不是实践本发明所必需的。对于层压窗38，内部窗格42、外部窗格40和夹层50经受由压差δρ产生的力。
对于插塞紧固件系统66，在包含窗24、38的窗格的中心发生由于压差δρ产生的最大应力。对于插塞紧固件系统66，没有螺栓54来抑制窗格42、44的向内移动。因此，应力不会集中在窗24、38的边缘。
用于窗玻璃28、30、42、44的材料被预期是拉伸丙烯酸材料。如下所述，在不脱离本发明的范围的情况下，可以使用其它材料。
在设计机窗24、38时，一个感兴趣的参数是裂纹。裂纹指的是在一段时间内出现，或在材料经受其极限载荷的理解数量的负荷循环后出现的裂缝或刮痕。裂纹应力为取决于材料的特性。例如，裂纹常常与聚合物材料(例如，拉伸丙烯酸材料)相关联，这种材料形成窗玻璃28、30、42、44。裂纹应力不是与所有材料相关联的特性。例如，裂纹通常不与玻璃相关联。
裂纹应力不同于极限载荷。裂纹涵盖在微观的层次上出现在窗玻璃28、30、42、44上的裂缝或刮痕(也被称为“微痕”)。裂纹应力通常用ksi的单位(或每平方英寸的千磅压力)来测量。1ksi等于1,000psi或6,894.76kpa。为了本发明的目的，裂纹限于2.5ksi(或13,789.52kpa)。施加到窗的最大应力限于11ksi(或75,842.36kpa)，作为施加到制造窗格28、30、42、44使用的材料的应力极限。
如上所述，使用螺栓紧固件系统52制造的窗24、38以与依赖于插塞紧固件系统66的窗24、38不同的方式运行。
内部窗格42和外部窗格44也将呈现面外变形，因为内部窗格42和外部窗格44在经受压差δp时向外膨胀。包含密封件46的材料的硬度将影响内部窗格42和外部窗格44的面外位移。材料的硬度为材料本身的特性和材料的厚度的函数。如本领域技术人员可了解，用于密封件46的材料越硬或越厚，窗格42、44越少能够从其初始位置相对于面外窗格变形偏斜。
对于螺栓紧固件系统52，外壳或机身12的厚度(其也被称为“表层厚度”)也必须予以考虑。在设计根据本发明的窗时，表层厚度和窗格厚度不是独立变量。相反，表层厚度影响窗格厚度。具体来说，表层厚度越大，窗格厚度越薄，反之亦然。换句话说，在表层较厚时，窗格可以较薄。
作为本发明的一部分，建立一种用于确定窗24、38的尺寸和在巡航高度下经受压差δp时预期的面外位移的方法。
在本发明的方法中，有对于安装(即，螺栓紧固件系统52或插塞紧固件系统66)考虑到的许多考虑因素。第一变量包括对窗24、38的安装条件以及气候条件的评估。第二变量涉及在经受压差δp时窗格28、30、42、44的偏斜度。也考虑由于表层12的偏斜度导致的安装结构(即，螺栓紧固件系统52或插塞紧固件系统66)的任何偏斜度。第三，窗格28、30与安装结构(即，螺栓紧固件系统52或插塞紧固件系统66)之间的差异收缩和膨胀是相关因素。第四变量为由窗格28、30、42、44的厚度上的温度梯度引起的板的偏斜度(下文称为“δh”)。第五因素为长期变形(例如，蠕变)，特别是非金属元件的长期变形。
对于术语“变量”，应注意，一些设计参数在某些情况下被认为是常数。例如，飞机10的机身12的半径为“变量”，在这个意义上，半径可以改变。然而，在考虑具有特定机身半径的特定飞机时，这个参数固定在预定值，且因此可以在就其执行的计算中被视为常数(或约束)。
考虑到这一点，本发明的方法120可以表征为适应以下变量：(1)窗高度，(2)窗宽度，(3)窗角半径，(4)附接类型(即，插塞式或螺栓式)，(5)在使用插塞系统时框架的锻造厚度，以及(6)在使用附接的螺栓系统时飞机的表层厚度。
通过将这些因素识别为可用于本发明的方法120的变量，有施加于方法120的许多约束。“约束”为相对于本发明的方法120不会改变、受控或变化的固定值。这些约束包括(但不限于)：(1)机身半径，(2)所使用的压力(例如，在巡航高度下客舱中的压力)，(3)窗类型(即，气隙或层压式)，(4)用于窗玻璃的材料的类型，以及(5)可能由窗格和/或夹层承受的最大应力。
为阻力中性配置构造窗的尺寸的方法涵盖多个步骤并且考虑几个变量和/或约束。
方法在图11中所示并且指定为120。
方法120开始于步骤122。
方法120进入步骤124，其中确定初始窗玻璃厚度。如应显而易见的，方法120所应用的窗玻璃被预期是气隙窗24的外部的窗玻璃30。对于层压窗38，方法120所应用的窗玻璃是内部窗格42、外部窗格44和夹层50的复合物。如从前述内容也应显而易见的，方法120可以应用于本文所述的任何窗实施方案和其等效物。
预期通过有限元分析执行在步骤124对初始窗玻璃厚度的确定。然而，如本领域技术人员应显而易见的，在不脱离本发明的范围的情况下，可以使用其它分析工具。因此，提到的有限元分析不意图限制本发明的方法120。此外，根据所采取的方法，分析可能是线性的或非线性的。
关于对窗玻璃的有限元分析，假定周围结构(即，定义飞机的表层的材料)为无限刚性(或硬)结构。换句话说，本发明的方法120假定飞机的表层是不可弯曲的并且完全刚性的。尽管这种假定准确表征飞机的表层，但是可以预期的是，可以考虑飞机的表层的结构特性。
在步骤124中，在确定窗玻璃的厚度时，可以考虑几个变量和/或约束中的一个或多个。
第一因素为可以在最终级别下施加到窗玻璃的最大应力。如上所述，这可以表征为约束，因为这被认为是在已选择窗玻璃的材料之后的不变的数。如本领域技术人员应显而易见的，可以施加到窗的最大应力定义根据本发明建构的窗的最大边界条件。
第二因素为在夹层处的最大剪应力。如上所述，这个因素也可以被认为是约束，因为一旦选择夹层的材料，这个因素就不改变。如应显而易见的，在设计具有层压窗玻璃构造的窗时考虑这个第二因素。
第三因素为围绕将窗连接到飞机的表层的紧固件的最大应力。在设计具有螺栓紧固件系统(例如，螺栓紧固件系统52)的窗时考虑这个第三因素。一旦选择窗的材料，这个第三因素也可以被认为是约束。
第四因素为在限制级别下的最大应力，其提供与裂纹的应力限制的比较。此外，作为最大应力，这个因素可以被认为是约束，因为其也取决于为窗的构造选择的材料。
第五因素为外部窗格发生损坏或破裂时的故障安全评估。在此情况下，将故障安全应用于内部窗格，如上文详细地讨论。具体来说，内部窗格被设计成窗的故障安全。如前所述，这个因素也可以被认为是约束，因为故障安全参数取决于为窗选择的材料。
如上所述，可以考虑的变量包括(但不限于)：(1)窗高度，(2)窗宽度，(3)窗角半径，(4)附接类型(即，插塞式或螺栓式)，(5)在使用插塞系统时框架的锻造厚度，以及(6)在使用附接的螺栓系统时飞机的表层厚度。也如上所述，可以考虑的约束包括(但不限于)：(1)机身半径，(2)所使用的压力(例如，在巡航高度下客舱中的压力)，(3)窗类型(即，气隙或层压式)，(4)用于窗玻璃的材料的类型，以及(5)可能由窗格和/或夹层承受的最大应力。
在考虑这些因素、变量和/或约束中的一个或多个后，将有限元分析应用于窗并且计算初始窗玻璃厚度变得可能。
一旦计算初始窗玻璃厚度，方法120进入步骤126。在步骤126，为在步骤124中计算的窗玻璃厚度定义在极限载荷下的窗格偏斜度。极限载荷为在飞机处于巡航高度(即，加压条件)下时，被预期施加到窗玻璃的压差δp。通过以在步骤124中确定的初始厚度将极限载荷施加到窗玻璃，计算在巡航高度下窗玻璃的偏斜度变得可能。
然后，方法120进入步骤128，其中确定窗格的反曲率。具体来说，在步骤126中评估窗玻璃在极限载荷下的偏斜度之后，在如飞机在地面上时将存在的不加压条件下评估窗玻璃。因此，方法120首先在步骤124中计算在极限载荷下的偏斜度，然后在步骤126中基于窗玻璃的偏斜度条件的确定来计算反曲率。
在步骤128中，可以预期的是，可以单独进行分析以评估重量最轻的窗的窗玻璃的最大允许偏斜度。然后，可以比较窗的重量与在处于最大偏斜度时由窗产生的阻力损失。
如上所述，本发明的方法120的目标是平衡窗的重量与由窗形成的阻力损失，以使得可以设计产生飞机的最小阻力损失的最轻的窗。具体来说，本发明的方法120的目标是最小化窗的面外位移。这会最小化由窗形成的阻力损失，因为阻力损失是窗的面外位移的函数。此外，提供本发明的方法120以最小化窗的重量。通过平衡面外位移和窗的重量，有可能设计一种窗，其最小化阻力并且也最小化重量对飞机的性能的负面影响。
然后，方法120进入步骤130，其中将第二有限元分析应用于窗玻璃以确定后续厚度。如前所述，这个后续有限元分析不意图限制本发明。在不脱离本发明的范围的情况下，可以应用其它分析方法。
在步骤130，使用在步骤128中计算的反曲率形状来计算在极限载荷下窗玻璃的偏斜度。这个步骤与步骤124的初始有限元分析的不同之处在于这个步骤的输入是在步骤128计算的反曲率。在初始有限元分析步骤124中，输入变量包括上述五个变量中的一个或多个。在这个第二分析步骤128中，也可以考虑上述五个变量中的一个或多个。
实际上，步骤130中的后续有限元分析为检查步骤124中的厚度的计算。在步骤130确定窗的厚度之后，比较来自步骤130的厚度结果与来自步骤124的厚度结果变得可能。理想情况下，这些值应该是相同的。如果是这样，有100％收敛。然而，预计不会有完全收敛并且在两个值之间将有一些偏差。
然后，方法进入步骤132，其中评估计算的收敛。如果收敛表现出小于2％的偏差，那么在极限载荷下计算的厚度之间有大于98％收敛。可以预期的是，这些值之间小于2％偏差在大多数情况下是可以接受的。在其它变化中，偏差可以被选择为小于1％。在又一变化中，偏差可以小于0.5％。对于方法120，偏差可以设置在被认为对于评估的窗可接受的任何预定值。
如果偏差小于2％(或预定值)，那么认为(为了方法120的目的)已经达到收敛。如果收敛满足预定的标准，那么方法120进入步骤134，其中方法120结束。
如果偏差大于2％(或预定值)，那么认为尚未达到收敛。如果没有收敛，那么方法120从步骤132返回到步骤126。然后，以迭代的方式重复步骤126、128和130直到达到收敛。
如也应了解的，有一种期望，即在步骤126、128和130的迭代之间会有一致性。一致性被预期为遵循上文陈述的偏差准则。
如上所述，在方法120中，考虑窗格28、30、42、44的上述疲劳和裂纹应力。减少疲劳和应力裂纹出现的一种方法是通过限制在完整的窗总成24、38上的最大工作应力水平，从而允许由于风化、轻微损坏、环境侵袭和/或化学品和清洁剂的使用导致的预期的服务劣化。
限制这些服务劣化因素的影响包括考虑四个因素中的一个或多个。第一因素为由制造商在持续载荷作用下所报告的聚合物(或其它材料)的强度，所述聚合物(或其它材料)被用来建构窗格28、30、42、44。第二因素包括窗格28、30、42、44的正常工作温度，其适应可以与其一起使用的任何加热系统。第三因素为在窗格28、30、42、44外部的环境温度和在飞机10外部的温度。第四因素为施加到建构窗格28、30、42、44使用的材料的载荷系数。对于玻璃，载荷系数为2.0。对于拉伸丙烯酸材料，载荷系数为2.0。对于铸造丙烯酸材料，载荷系数为4.0。最后，对于聚碳酸酯，载荷系数为4.0。载荷系数是基于法规要求。
在图12中提供与一种拉伸丙烯酸材料(mil-p-25690a)相关联的选定特性。如从前述内容应显而易见的，在不脱离本发明的范围的情况下，可以使用其它材料(例如，玻璃或聚碳酸酯)。
应注意，本发明的窗24、38可以安装在任何类型的飞机10中。此外，窗24、38不限于具有由铝合金制成的机身12的飞机。可以预期的是，在不脱离本发明的范围的情况下，本发明的窗24、38可以用于具有由复合材料制成的机身的飞机10中。
在设计飞机10时，考虑窗24、38的尺寸、位置、形状、厚度、材料和间距。如上所述，窗24、38的偏斜度在处于压力下时是可测量和可量化的变量。偏距δh被测量为窗24、38距不加压状态h1下的外模线的距离与窗24、38距加压状态h2下的外模线的距离之间的差。因此，偏距δh可以用下面的方程式来表示：
δh＝h2-h1(1)
作为定义的问题，具有零度偏斜的位置h与飞机10的外模线一致。如果窗24、38位于外模线的内部(即，反曲率)，那么用正值表示偏斜位置。如果窗24、38具有在外模线的外部(即，正曲率(或膨胀))的位置h，那么用负值表示偏斜位置。
一般说来，窗24、38的偏距δh被设计成处于0.1英寸与1.0英寸(2.5-25mm)之间。然而，如本领域技术人员应显而易见的，更小或更大量的偏斜度可以设计到包含窗24、38的材料中。
在本发明的一个实施方案中，窗24、38被预期由与现有技术中的窗相同的材料制成。因此，可以预期的是，窗28、34将表现出与现有技术中的窗相同的偏距δh。然而，对于本发明，窗24、38在处于不加压状态时具有负偏斜位置h1。然后，窗24、38可以在飞机10加压时具有中性(h2＝0)或略正(h2>0)位移。
图13用图表图示可以用作本发明的方法120的一部分的这种类型的计算的一个实例。
图13提供与本发明的窗相关联的一些参数的图形和数学概述。变量“h”指的是在经受压差δp时窗移动的距离(在本文中也被称为δh)(即，其面外偏斜度)。变量“l”指示本发明的窗的长度或横向尺寸。变量cd指的是阻力系数。变量“q”为相关系数。这个方程式被理解为在没有实现完美的阻力中性配置时提供目标位移确定。
如上所述，飞机设计师传统上不愿将较大的窗并入飞机中。其中一个原因是不愿将重量添加到飞机。如上所述，窗区域越大(即，窗格尺寸越大)，窗越重。其中一个原因是已在窗中包括较厚的窗格以最小化向外变形。增加重量的另一个原因是将外部窗格添加到不能变形的窗。
图14提供本发明所预期的不同的窗形状的取样。窗140具有与目前用于大多数现代飞机的形状类似的形状。本发明也预期可以为飞机10提供具有任何各种尺寸和形状的窗。
对于窗140，应注意，窗的目前设计具有类似的形状，并且用16英寸(40.64cm)的高度和10.8英寸(27.43cm)的宽度来制造。本发明的窗被预期比传统设计提供更大的表面积。
例如，可以提供方形窗142。对于方形窗142，可以预期的是，方形窗142的边角可能是圆的以在其周围分布应力并且防止在飞机机身中形成任何集中的应力。
也可以预期的是，飞机可以具备一个或多个三角形窗144。与方形窗142一样，可以预期的是，三角形窗144的边角将是圆的以最小化在三角形窗144的顶点处应力的积累。
也可能可以使用无定形窗146。无定形窗146为不具有特定形状而可能具有由窗146的设计师选择的任何形状的窗。
还有其它窗形状由本发明所预期。例如，本发明可以提供长方形(或椭圆形)窗148。对于椭圆形窗148，可以预期的是，窗148将足够大以延伸穿过飞机中的两排或更多排座位。
在另外的替代实施方案中，可以预期的是，飞机10可以合并钻石形窗150或圆形窗152。如应显而易见的，图14中所示的窗形状仅仅是本发明可以使用的几乎无限数量的窗形状的代表。
由于本发明寻求通过利用偏斜度来充分利用窗148的向外偏斜，故窗148的重量可以变得更轻，这至少是因为窗148不需要包括偏斜度最小的元件。另外，窗148的尺寸可以比现有技术窗变得更大。
图15为根据本发明的基线窗的两种情况的图示。基线窗为现有技术窗并且被提供为图16和图17的比较的基础。标示为“位置”的第一线提供在不加压条件下基线窗的位置h1的指示。标示为“偏斜度”的第二线图示在经受如在巡航高度下将经受的压差δp时基线窗的偏斜位置h2。如从图解中应显而易见的，基线窗在不加压条件下时基本上为平面窗。
继续参照图15，应注意，在不加压条件下窗的位置h1为h1＝0英寸。换句话说，在飞机处于不加压状态时，窗玻璃符合飞机10的外模线。当飞机加压时，窗向外膨胀直到窗格处于-0.08英寸(-2mm)的加压位置h2。如上所述，当h的值是负的时，这指示窗玻璃从飞机10的外模线向外延伸(或向外膨胀)。
图16为根据本发明的浅反曲率窗的两种情况的图示。与图15一样，标示为“位置”的线图示浅反曲率窗的不加压形状。标示为“偏斜度”的线图示在经受如在巡航高度下将经受的压差δp时浅反曲率窗的形状。
对于图16中所示的浅反曲率窗，可以预期的是，在飞机10处于不加压条件时，这个窗具有0.08英寸(2mm)向内偏斜度h1。如从本发明的讨论中应显而易见的，在不脱离本发明的范围的情况下，可以使用更深或更浅曲率。
如从图16中显而易见的，当浅反曲率窗在巡航高度下经受压差δp时，窗向外膨胀。换句话说，当经受压差时，浅曲率窗将使其曲率从凹形反转成凸形。在凸形中，浅曲率窗被预期从飞机的外部向外膨胀。如图16中所示，窗玻璃的加压位置处于约-0.01英寸(-0.25mm)的位置h2。在此条件下，窗玻璃大体上符合飞机的外模线。
图17图示根据本发明的深反曲率窗。这个深反曲率窗与浅反曲率设计(如图16中所示)的不同之处在于在窗不加压时反曲率大于先前实施方案中的反曲率。这里，在不加压状态下窗的反曲率的位置h1为约0.15英寸(3.81mm)或约先前实施方案的两倍。
如也从图17中显而易见的，当深反曲率窗经受在巡航高度下发生的压差δp时，窗的偏斜度导致浅凹形。换句话说，深反曲率窗在不加压条件和加压条件两者下均保持凹形。在这个实施方案中，窗的加压位置h2为0.062英寸(1.57mm)。
图18图示与本发明的教导一致的飞机10的一个实施方案。飞机10被描绘仅仅是为了提供与本发明的教导一致的飞机10的至少一个侧视图。
对于本发明，可以预期的是，本发明的窗24、38将具有定义反曲率(即，h1为正)的不加压位置。然后，窗24、38将具有大体上符合飞机10的外模线的加压位置h2。加压位置h2涵盖窗24、38在外模线的外部略有膨胀。
在本发明的上下文中，可以预期的是，加压位置h2将在约0.08英寸与-0.03英寸(2mm与-0.76mm)之间。更具体来说，可以预期的是，加压位置h2将处于约0.07英寸至-0.02英寸(1.78mm至-0.51mm)之间。甚至更具体来说，可以预期的是，加压位置h2将处于约0.06英寸至-0.01英寸(1.52mm至-0.25mm)之间。特定加压位置包括(但不限于)0.08英寸(2mm)、0.07英寸(1.78mm)、0.06英寸(1.52mm)、0.05英寸(1.27mm)、-0.01英寸(-0.25mm)、-0.02英寸(-0.51mm)和-0.03英寸(-0.76mm)。还有其它加压位置h2被预期属于本发明的范围。此外，特定端点可以被组合以定义窗24、38的加压位置h2的更进一步的范围。
在本发明的上下文中，可以预期的是，不加压位置h1将在约0.17英寸与0.06英寸(4.32mm与1.52mm)之间。更具体来说，可以预期的是，不加压位置h2将处于约0.16英寸至0.07英寸(4.06mm至1.78mm)之间。甚至更具体来说，可以预期的是，加压位置h2将处于约0.15英寸至0.08英寸(3.81mm至2mm)之间。特定加压位置包括(但不限于)0.17英寸(4.32mm)、0.16英寸(4.06mm)、0.15英寸(3.81mm)、0.08英寸(2mm)、0.07英寸(1.78mm)、0.06英寸(1.52mm)和0.05英寸(l.27mm)。还有其它加压位置h2被预期属于本发明的范围。此外，特定端点可以被组合以定义窗24、38的不加压位置h2的更进一步的范围。
对于上文结合图16至图17所述的每个特定实施方案，窗是基于14英寸的宽度，如图中所指示。当然，如果窗24、38具有更大的尺寸，那么可以预期的是距离差δh可能取决于所用的材料而更大或更小。
如上所述，本发明涵盖广泛范围。与实施方案有关的特定细节的任何讨论不意图限制本发明。相反，上述特定实施方案意图说明本发明的广泛性。